共查询到20条相似文献,搜索用时 36 毫秒
1.
本文介绍了用于大型固体推进剂火箭发动机的组合式无喷管、无壳体点火器方案的设计、分析及试验结果。该点火方案的主要优点是可以把60%左右的点火器消极重量变成药柱有效载荷。点火系统的主装药由点火器周围的发动机前段装药所构成。这段装药又是发动机推进剂药柱的一部分,设计成象一个小的低压无喷管火箭发动机,给主发动机推进剂段提供足够的压力和热流输出以实现发动机点火。前段推进剂的点火由一个比较小的径向排气的BKNO_3烟火剂药片点火器来实现。试验计划需验证三个方面的设计问题: 相似文献
2.
3.
固体推进剂点火研究综述 总被引:1,自引:1,他引:0
一、引言固体推进剂点火研究(包括理论和实验研究),对于固体火箭发动机点火器的设计者来说,是一个关心的问题。可以从中了解到固体推进剂被点着的过程,提供点火器设计时需要考虑的影响因素和必要的数据,以提高设计质量,减少用全尺寸发动机试验来确定点火器性能的试验次数。随着点火器设计工作的深入,大型固体发动机的使用,开展点火研究工作, 相似文献
4.
5.
叙述了非自燃推进剂固液火箭发动机的点火特性,并分析了点火起动程序设计、烟火剂点火器和复合固体引燃器的试验过程,结果表明;应用烟火剂点火器和预设固体引燃器,不仅能保证点火起动安全无误,而且还适用于多种非自燃固液发动机的点火 。 相似文献
6.
建立了氢氧爆震波点火器试验系统,并根据试验塞式喷管发动机工作状态要求设计了爆震波点火器。在高空条件下(0.005 ̄0.002MPa),爆震波点火器供气压力0.3MPa、混合比3左右,对爆震波点火器的点火性能进行了试验,成功实现了高空条件下爆震波点火火炬。在同样高空条件下对爆震波点火器点燃单元塞式喷管试验发动机成功进行了点火试验。试验结果表明,氢氧爆震波点火器能以较低的供气压力实现可靠点火。爆震波点火器在气氢气氧单元塞式喷管试验发动机点火的成功应用,为下一阶段应用于多管塞式喷管发动机的实际点火试验提供了技术基础。 相似文献
7.
富氧预燃室初步试验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
为了研究全流量补燃循环发动机中富氧预燃室的点火以及燃烧特性,对点火方案和预燃室方案进行了分析。通过对多种预燃室结构形式和点火方式的比较,提出了适合于富氧预燃室初步试验要求的点火方案,研制了热表面谐振点火器并采用间接点火方式研制了氢氧火炬点火器。点火器的试验结果表明氢氧火炬点火器能够多次可靠地点火并生成稳定的点火火炬。由于不受谐振产生条件的限制,氢气和氧气的流量和混合比可以在较大的范围内选择,生成点火火炬的温度范围也很宽。对确定的富氧预燃室方案进行了设计加工,经过三个阶段的热试车,富氧预燃室的关键参数均达到了设计要求,结构无烧蚀,工作可靠,完全可以满足全流量补燃循环发动机系统对富氧预燃室的要求。 相似文献
8.
本文提出了用数值计算方法设计固体火箭发动机管式点火器的方法,计算采用四阶龙格库塔法,控制方程为一组常微分方法。应用模拟自由容积点火实验、点火器实验以及全尺寸发动机实验验证,本方法简便适用、设计可靠,有一定的工程应用和推广价值。 相似文献
9.
10.
本文介绍了新型低温上面级发动机Vinci点火系统的研制状况,它的工作原理与当前使用的上面级点火系统不同,该点火系统由火花火炬点火器、点火器高压供应系统和激励器构成.首次介绍了点火器组件的构成,讨论了点火器及激励器试验结果. 相似文献
11.
一、概况 点火器(图1)在发动机中占有重要地位,直接影响到整台发动机的可靠性,它必须是绝对可靠,百分之百的点火,而且不允许漏火。 点火器的性能要求如下:耐受135kg/cm~2的气密性试验,点燃爆破后耐受5个表压2分 相似文献
12.
针对新一代火箭上面级膨胀循环发动机使用的钝感点火器,为评估点火器的可靠性水平,通过点火器验收试验获取的强烈燃烧时间数据和膨胀循环发动机试车获取的起动加速性数据,利用假设检验的方法证明发动机建压时间S和点火器强烈燃烧时间r都呈正态分布状态,根据概率统计理论,其差r-s也为正态分布。采用应力-强度分布干涉理论,分析计算点火器基于发动机试车时序的点火可靠性为0.999 970。根据本文的分析和计算,认为验收的点火器发火性能可靠,能够保证发动机建压的可靠性,点火器强烈燃烧时间能满足发动机系统要求。 相似文献
13.
气氧/煤油发动机电点火技术研究 总被引:1,自引:0,他引:1
根据姿控发动机小结构、多脉冲、快响应的工作特点,研制了国内创新的150 N姿控发动机电脉冲点火技术,为无毒、无污染、高性能、低成本的气氧/煤油非自燃推进剂发动机奠定了基础。给出了航天电脉冲点火器的参数、设计方案和工作原理。地面和模拟真空环境热试车结果表明,气氧/煤油发动机采用电脉冲点火技术方案可行,地面及高空环境中均能可靠点火。150 N气氧/煤油发动机真空比冲可达2 800 N.s/kg,脉冲工作次数大于3 000次,并有较强的脉冲工作潜力。电磁兼容性试验显示,电脉冲点火发动机与箭上控制系统具有较好的电磁兼容性。 相似文献
14.
点火器是液体和固体发动机中很重要的部件之一,它是否可靠直接关系到导弹的发射成败.我们分析了某型号固体发动机在地面试车及试飞的失败原因,认为点火器中点火药的含水率偏高是导致失败的主要原因.影响点火器可靠性的因素很多.从点火器本身来看,有点火药性能、点火药形状和尺寸、点火器的结构设计和点火器中的辅助材料等;外部因素有外界环境,如静电效应、电磁波效应等.我们分析了固体发动机失败原因,感到点火器质量存在严重问题,而且发现这不是由于点火药组成成分、点火器的结构设计所引起的.于是我们着重在点火药和含水率之间进行了试验研究. 相似文献
15.
在固体火箭发动机技术应用到水雷动力装置研制中,为及时解决某水下发动机点火设计与试验,采取双药盒点火模式,对于点火药量的确定,结合理论计算,以及经验公式的估算后,与相类似的发动机进行比较计算,根据使用条件进行了修正,直接应用到全尺寸发动机地面试验。试验结果表明,发动机点火正常,能够保证药柱正常燃烧,发动机及时工作,工作压强与推力曲线完整、有效,点火一致性良好。目前采用的这种工程方法是可行、合理与有效的。 相似文献
16.
17.
为实现空间推进系统的无毒、无污染、低成本、高性能和高可靠性,在国内首次研制了运载火箭辅助动力系统气氧/煤油发动机。以推力150 N的气氧/煤油发动机为研究对象,给出了点火、喷注器及身部冷却、阀门等的设计方案。介绍了研制中突破的小姿控发动机电脉冲点火器、气/液组合的有效混合、发动机稳态工作时的烧蚀,以及高空真空点火等关键技术。计算了气液两相流稳态燃烧流场并进行了氧化剂路气流试验。地面热试车和高空模拟热试车的结果表明,电脉冲点火器可实现发动机的可靠点火,采用同轴离心式内混合喷注、铌合金液膜辐射冷却方案的该气氧/煤油发动机真空比冲可达2 800 N.s/kg,脉冲工作大于3 000次,但真空中发动机的冷却仍需进一步研究。 相似文献
18.
19.
双金属丝点火的多次启动固体发动机在战略、战术导弹、空间武器、弹头再入姿态控制等方面具有广阔的应用前景,为此,对其进行了研究.在先后完成试验装置设计、单丝、多股编织丝、单脉冲及双脉冲发动机试验并解决了阻燃层、双金属丝点火器装配等关键技术问题的基础上,使设计的双脉冲工作试验发动机地面试验获得圆满成功,从而为研制实用型多脉冲固体火箭发动机创造了条件. 相似文献